FR3068130A1

FR3068130A1 - Capteur de temperature de l'air et procede permettant de reduire les erreurs

Info

Publication number: FR3068130A1
Application number: FR1855114A
Authority: FR
Inventors: John Patrick Parsons
Original assignee: Unison Industries LLC
Current assignee: Unison Industries LLC
Priority date: 2017-06-22
Filing date: 2018-06-12
Publication date: 2018-12-28
Anticipated expiration: 2038-06-12
Also published as: US10545057B2; CN109115370A; CA3007564A1; FR3068130B1; US20180372558A1; CN109115370B

Abstract

Un capteur de température totale de l'air (100) peut comprendre un premier élément aérodynamique (110) présentant une première surface (111) chauffée, un deuxième élément aérodynamique (120) présentant une deuxième surface (121) espacée de la première surface (111) et définissant une chambre de capteur (130), un capteur de température (132) situé dans la chambre (130) et une gaine (133) entourant le capteur de température (132).

Description

Capteur de température de l’air et procédé permettant de réduire les erreurs

Les moteurs à turbine, et en particulier les moteurs à turbine à gaz ou à combustion, sont des moteurs rotatifs qui extraient de l’énergie d’un flux de gaz brûlés traversant le moteur, en passant sur une multitude d’aubes de turbine en rotation. Les moteurs à turbine à gaz ont été utilisés pour la locomotion terrestre et nautique et pour la production d’énergie, mais leur utilisation la plus courante concerne les applications aéronautiques, telles que les avions ou les hélicoptères. Dans le domaine des avions, les moteurs à turbine à gaz sont utilisés pour la propulsion de l’avion.

Pendant le fonctionnement d’un moteur à turbine, la température de l’air peut être mesurée par une sonde de température totale de l’air (TAT) conçue spécialement à cet effet et installée sur la surface de l’avion ou sur les parois intérieures du moteur à turbine. La sonde TAT est conçue pour réduire la vitesse de l’air par rapport au reste de l’avion, en détectant ainsi sensiblement la température de l’air entre la température totale et la température statique. La TAT est une donnée importante pour calculer la température de l’air statique et la vitesse vraie de l’air.

Compte tenu du fait que les capteurs TAT sont souvent installés face au moteur à turbine ou face au compresseur, ils peuvent être exposés à des conditions rudes, par exemple des nombres de Mach élevés et des conditions de formation de glace, ainsi qu’à l’eau et aux débris. La fonction primaire du capteur TAT consiste à détecter la température de l’air et à éliminer par filtration l’eau, les débris et la glace qui peut éventuellement parvenir jusqu’au capteur.

Selon un aspect de la présente invention, un capteur de température totale de l’air comprend un premier élément aérodynamique présentant une première surface chauffée, un deuxième élément aérodynamique présentant une deuxième surface espacée de la première surface et définissant une chambre de capteur dotée d’une embouchure entre les première et deuxième surfaces, un capteur de température situé dans la chambre, en aval de l’embouchure, et une gaine entourant le capteur de température et présentant une entrée et une sortie, la gaine pouvant être espacée de la première surface pour définir un canal entre la première surface et la gaine, et l’entrée, la première surface et la deuxième surface étant configurées de manière telle qu’un flux d’air chauffé le long de la première surface soit dirigé dans le canal et un flux d’air ambiant non chauffé soit dirigé à travers l’embouchure et dans l’entrée.

Selon un autre aspect, un capteur de température totale de l’air comprend un premier élément aérodynamique asymétrique, présentant une première surface chauffée, dotée d’une partie convexe et d’une partie concave qui se trouve en aval de la partie convexe, et un premier bord de fuite adjacent à la partie concave, et un deuxième élément aérodynamique présentant une deuxième surface espacée de la première surface pour définir une chambre de capteur avec une embouchure entre les première et deuxième surfaces, un capteur de température situé dans la chambre, en aval de l’embouchure, et une gaine entourant le capteur de température et présentant une entrée et une sortie, la gaine pouvant être espacée de la première surface pour définir un canal entre la gaine et la première surface, le long de la partie concave.

Selon encore un autre aspect, il est prévu un procédé permettant de réduire les erreurs dues à la température dans un capteur de température totale de l’air qui comprend au moins un élément aérodynamique chauffé, avec un capteur de température situé en aval d’au moins une partie de l’élément aérodynamique chauffé, au nombre d’au moins un, pour définir un canal d’écoulement entre eux, le procédé comprenant le maintien d’une couche limite d’air chauffé le long de l’élément aérodynamique chauffé, au nombre d’au moins un, de manière à ce que la couche limite passe dans le canal d’écoulement sans influencer le capteur de température.

Sur les dessins, la FIGURE 1 représente un schéma en coupe transversale d’un moteur à turbine à gaz pour un avion comprenant un capteur de température totale de l’air ;

la FIGURE 2 représente une vue de côté illustrant le capteur de température totale de l’air de la FIGURE 1 ;

la FIGURE 3 représente une vue en coupe transversale du capteur de température totale de l’air, le long de la ligne III-ΠΙ de la FIGURE 2 ;

la FIGURE 4 illustre une partie agrandie du capteur de température totale de l’air de la FIGURE 3 ;

la FIGURE 5 illustre le capteur de température totale de l’air de la FIGURE 3, avec des températures de l’air qui sont illustrées par des lignes de contour représentant des changements de température ;

la FIGURE 6 illustre le capteur de température totale de l’air de la FIGURE 3, avec des zones ayant des pressions d’air différentes, qui sont illustrées par des lignes de contour représentant des changements de pression ; et la FIGURE 7 illustre le capteur de température totale de l’air de la FIGURE 3, avec des chemins de gouttelettes d’eau entourant le capteur.

Les modes de réalisation décrits de la présente invention concernent un capteur de température pour un moteur à turbine d’aéronef. Toutefois, il convient de noter que l’invention n’est pas limitée à ce domaine et peut être appliquée d’une manière générale dans un moteur, de même que pour des applications ne relevant pas du domaine des aéronefs, par exemple d’autres applications mobiles et des applications industrielles, commerciales et résidentielles non mobiles.

Tels qu’ils sont utilisés ici, les termes « avant » ou « en amont » désignent le déplacement dans une direction allant vers l’entrée du moteur ou vers un composant relativement proche de l’entrée du moteur, comparé à un autre composant. Les termes « arrière » ou « en aval » utilisés conjointement avec « avant » ou « en amont » désignent une direction allant vers l’arrière ou la sortie du moteur ou vers des endroits relativement plus proches de la sortie du moteur, comparé à un autre composant.

D’autre part, tels qu’ils sont utilisés ici, les termes « radial » ou « radialement » désignent une dimension s’étendant entre un axe longitudinal central du moteur et une circonférence extérieure du moteur.

Toutes les références de direction (par exemple, radial, axial, proximal, distal, supérieur, inférieur, vers le haut, vers le bas, gauche, droit, latéral, avant, arrière, haut, bas, au-dessus, audessous, vertical, horizontal, sens horaire, sens antihoraire, amont, aval, avant, arrière, et autres) sont employées uniquement à des fins d’identification, pour faciliter la compréhension de la présente invention par le lecteur, et ne créent pas de limitations, en particulier concernant la position, l’orientation ou l’utilisation de l’invention. Les références de connexion (par exemple fixé, couplé, raccordé et relié) doivent être interprétées au sens large et peuvent inclure des éléments intermédiaires entre un ensemble d’éléments et un mouvement relatif entre des éléments, en l’absence d’indication contraire. A ce titre, des références de connexion n’impliquent pas nécessairement que deux éléments sont directement reliés et présentent une relation fixe entre eux. Les dessins fournis à titre d’exemple servent uniquement d’illustration, et les dimensions, les positions, l’ordre et les tailles relatives ressortant des dessins respectifs peuvent varier.

La FIGURE 1 est un schéma en coupe transversale d’un moteur à turbine à gaz 10 destiné à un aéronef. Le moteur 10 présente un axe ou une ligne médiane 12 s’étendant de façon sensiblement longitudinale, de l’avant 14 vers l’arrière 16. Le moteur 10 comprend, dans le sens d’écoulement aval en série, une section de soufflante 18 comportant une soufflante 20, une section de compression 22 comportant un précompresseur ou un compresseur basse pression (BP) 24 et un compresseur haute pression (HP) 26, une section de combustion 28 comportant une chambre de combustion 30, une section de turbine 32 comportant une turbine HP 34 et une turbine BP, et une section d’éjection 38.

La section de soufflante 18 comprend un carter de soufflante 40 qui entoure la soufflante 20. La soufflante 20 comprend une pluralité de pales de soufflante 42 disposées radialement autour de l’axe 12. Le compresseur HP 26, la chambre de combustion 30 et la turbine HP 34 forment un noyau 44 du moteur 10, qui génère les gaz de combustion. Le noyau 44 est entouré par un carter de noyau 46 qui peut être couplé au carter de soufflante 40. Un capteur de température totale de l’air (TAT) 100 peut être disposé dans le carter de soufflante 40, comme montré ; toutefois, cet exemple n’est pas limitatif et le capteur TAT 100 peut être installé à d’autres endroits dans le moteur à turbine 10.

Un arbre ou une bobine HP 48 disposé(e) coaxialement autour de l’axe 12 du moteur 10 relie, en vue de l’entraînement, la turbine HP 34 au compresseur HP 26. Un arbre ou une bobine BP 50, qui est disposé(e) coaxialement autour de l’axe 12 du moteur 10, à l’intérieur de la bobine HP 48 annulaire de plus grand diamètre, relie, en vue de l’entraînement, la turbine BP 36 au compresseur BP 24 et à la soufflante 20. Les bobines 48, 50 peuvent tourner autour de l’axe du moteur et sont couplées à une pluralité d’éléments rotatifs qui peuvent constituer ensemble un rotor 51.

Le compresseur BP 24 et le compresseur HP 26 comportent chacun une pluralité d’étages de compresseur 52, 54 dans lesquels un ensemble d’aubes mobiles de compresseur 56, 58 tourne par rapport à un ensemble correspondant d’aubes statiques de compresseur 60, 62 pour comprimer ou mettre sous pression le courant de fluide passant à travers l’étage. Dans un seul étage de compresseur 52, 54, plusieurs aubes mobiles de compresseur 56, 58 peuvent être prévues sous forme d’anneau et peuvent s’étendre radialement vers l’extérieur par rapport à l’axe 12, à partir d’une base d’aube jusqu’à une extrémité d’aube, tandis que les aubes statiques de compresseur 60, 62 correspondantes sont disposées en amont des aubes tournantes 56, 58 et de façon adjacentes à cellesci. Il convient de noter que le nombre d’aubes mobiles, d’aubes fixes et d’étages de compresseur représenté dans la FIGURE 1 est choisi uniquement à titre d’exemple et qu’il est possible de choisir des nombres différents.

Les aubes mobiles 56, 58 pour un étage du compresseur peuvent être fixées sur un disque 61 (ou faire partie intégrante de celui-ci) qui est monté sur la bobine correspondante des bobines HP et BP 48, 50. Les aubes fixes 60, 62 pour un étage du compresseur peuvent être montées sur le carter de noyau 46, dans une disposition circonférentielle.

La turbine HP 34 et la turbine BP 36 comportent respectivement une pluralité d’étages de turbine 64, 66 dans lesquels un ensemble d’aubes mobiles de turbine 68, 70 sont mises en rotation par rapport à un ensemble correspondant d’aubes statiques de turbine 72, 74 (également appelées distributeur) pour extraire de l’énergie du courant de fluide traversant l’étage. Dans un seul étage de turbine 64, 66, plusieurs aubes mobiles de turbine 68,70 peuvent être prévues sous forme d’anneau et peuvent s’étendre radiaiement vers l’extérieur par rapport à l’axe 12, tandis que les aubes statiques de turbine 72, 74 correspondantes sont disposées en amont des aubes tournantes 68,70 et de façon adjacente à celles-ci. Il convient de noter que le nombre d’aubes mobiles, d’aubes fixes et d’étages de turbine représenté dans la FIGURE 1 est choisi uniquement à titre d’exemple et qu’il est possible de choisir des nombres différents.

Les aubes mobiles 68, 70 pour un étage de la turbine peuvent être fixées sur un disque 71 qui est monté sur la bobine correspondante des bobines HP et BP 48, 50. Les aubes fixes 72, 74 pour un étage de la turbine peuvent être montées sur le carter de noyau 46, dans une disposition circonférentielle.

Complémentaires de la partie de rotor, les parties stationnaires du moteur 10, telles que les aubes statiques 60, 62, 72, 74 dans les sections de compresseur et de turbine 22, 32, sont également désignées individuellement ou collectivement comme stator 63. De ce fait, le stator 63 peut désigner la combinaison d’éléments non tournants dans l’ensemble du moteur 10.

Lors du fonctionnement, le flux d’air sortant de la section de soufflante 18 est divisé de manière à ce qu’une partie du flux d’air soit canalisée pour entrer dans le compresseur BP 24 qui délivre ensuite de l’air sous pression 76 au compresseur HP 26, lequel augmente encore la pression de l’air. L’air sous pression 76 provenant du compresseur HP 26 est mélangé avec le combustible dans la chambre de combustion 30 et est enflammé, générant ainsi des gaz de combustion. Une certaine quantité de travail est extraite de ces gaz par la turbine HP 34 qui entraîne le compresseur HP 26. Les gaz de combustion sont déchargés dans la turbine BP 36 qui extrait du travail supplémentaire pour entraîner le compresseur BP 24, et les gaz d’éjection sont finalement déchargés du moteur 10 par l'intermédiaire de la section d’éjection 38. L’entraînement de la turbine BP 36 entraîne la bobine BP 50 pour faire tourner la soufflante 20 et le compresseur BP 24.

Une partie du flux d’air sous pression 76 peut être prise sur la section de compresseur 22, en tant qu’air de prélèvement 77. Cet air de prélèvement 77 peut être pris sur le flux d’air sous pression 76 et fourni à des composants du moteur qui nécessitent un refroidissement. La température du flux d’air sous pression 76 qui entre dans la chambre de combustion 30 est augmentée de façon significative. De ce fait, le refroidissement assuré par l’air de prélèvement 77 est nécessaire pour faire fonctionner ces composants du moteur dans les environnements à haute température.

La partie restante du flux d’air 78 contourne le compresseur BP 24 et le noyau de moteur 44 et quitte l’ensemble de moteur 10 en passant par une rangée d’aubes stationnaires et plus particulièrement par un ensemble d’aubes directrices de sortie 80 comprenant une pluralité d’aubes directrices 82 à profil aérodynamique, côté éjection 84 de la soufflante. Plus précisément, une rangée circonférentielle d’aubes directrices 82 à profil aérodynamique, s’étendant dans le sens radial, est utilisée à proximité de la section de soufflante 18 pour exercer un certain contrôle directionnel sur le flux d’air 78.

Une partie de l’air délivré par la soufflante 20 peut contourner le noyau de moteur 44 et être utilisée pour refroidir certaines parties, notamment les parties chaudes, du moteur 10 et/ou elle peut être utilisée pour refroidir ou alimenter d’autres éléments de l’aéronef. Dans le contexte d’un moteur de turbine, les parties chaudes du moteur se situent normalement en aval de la chambre de combustion 30, notamment la section de turbine 32, la turbine HP 34 étant la partie la plus chaude car elle se situe directement en aval de la section de combustion 28. D’autres sources de fluide de refroidissement peuvent par exemple être constituées du fluide délivré par le compresseur BP 24 ou le compresseur HP 26, sans être limitées à ce fluide.

En référence à la FIGURE 2, le capteur TAT 100 illustré comprend un bord avant 102 et un bord arrière 102. Le capteur TAT 100 peut également comporter une plaque de recouvrement 103, comme montré, et peut être monté sur un boîtier 104 approprié en vue de sa fixation au moteur de turbine 10.

Dans la FIGURE 3, le capteur de température totale de l’air (TAT) 100 illustré comprend un premier élément aérodynamique 110, un deuxième élément aérodynamique 120 et une chambre de capteur 130. Le premier élément aérodynamique 110 peut comporter une première surface 111 qui peut être asymétrique, un premier bord d’attaque 112, un premier bord de fuite 113 et une première longueur de corde 114 avec un premier point de mi-corde 115, comme montré. Le deuxième élément aérodynamique 120 peut comporter une deuxième surface 121 qui peut être symétrique ou asymétrique, un deuxième bord d’attaque 122 et un deuxième bord de fuite 123. Lors de la mise en place, le deuxième bord d’attaque 122 peut être placé en aval du premier point de mi-corde 115 et en amont du premier bord de fuite 113, comme montré; selon un exemple non limitatif, le deuxième bord d’attaque 122 peut être espacé en amont du premier bord de fuite 113 d’une distance allant jusqu’à 10 % de la première longueur de corde 114. La chambre de capteur 130 peut comporter une embouchure 131, un capteur de température 132 et une gaine 133 qui peut entourer au moins partiellement le capteur de température 132 ; la gaine 133 peut également comprendre une entrée 134 et une sortie 135, l’entrée 134 pouvant être disposée en aval du deuxième bord d’attaque 122.

Une région proche de la chambre de capteur 130 est représentée de façon plus détaillée dans la FIGURE 4. La première surface 111 du premier élément aérodynamique 110 peut comporter une partie concave 140 adjacente au premier bord de fuite 113 et à la gaine 133, ainsi qu’une partie convexe 141 située en amont de la partie concave 140 et à proximité de l’embouchure 131 ; la partie concave 140 peut présenter un profil géométrique complémentaire de la gaine 133 située en vis-à-vis de la partie 140, comme montré. De plus, l’entrée 134 peut comporter un axe d’entrée 150 et l’a sortie 135 peut comporter un axe de sortie 151 ; il est envisageable que l’axe d’entrée 150 et l’axe de sortie 151 soient alignés dans des directions différentes, comme montré, ou bien que les axes 150, 151 soient parallèles, sans limitation des possibilités. L’embouchure 131 peut également comporter une ligne de courant centrale d’écoulement d’embouchure 160, et il est envisageable que la ligne de courant d’embouchure 160 et l’axe d’entrée 150 soient également alignés dans des directions différentes, de manière à ce que l’embouchure 131, l’entrée 134 et la sortie 135 présentent des axes qui ne soient pas alignés les uns avec les autres.

Les positions relatives des premier et deuxième éléments aérodynamiques 110, 120 et de la chambre de capteur 130 peuvent diriger les flux d’air entrants (illustrés à titre d’exemple par une flèche 170) autour du capteur TAT 100 et à travers celui-ci, comme montré dans la FIGURE 5. La première surface 111 ou la deuxième surface 121 ou les deux surfaces peuvent être chauffées pour réduire l’accumulation de glace ; à des fins d’illustration, les deux surfaces 111, 121 sont montrées avec un chauffage sur leur totalité. Les surfaces 111, 121 peuvent générer des flux d’air chauffés, représentés par des flèches de flux d’air chaud 171 en tirets. Une flèche de flux d’air ambiant 172 indiquée à titre d’exemple représente l’air qui n’est pas chauffé par les surfaces 111, 121. Lors du fonctionnement, l’air chauffé près des surfaces 111, 121 peut s’écouler à travers l’embouchure 131 et quitter la chambre de capteur 130 sans passer par l’entrée 134 ou la sortie 135, tandis que l’air ambiant peut s’écouler par l’embouchure 131 et la chambre de capteur 130, en passant par l’entrée 134, pour être mesuré par le capteur de température 132, avant de passer par la sortie 135. De cette manière, le capteur de température 132 peut mesurer la température de l’air ambiant, tandis que l’air chauffé peut être dirigé autour de la gaine 133 pour éviter des erreurs de mesure.

Alors que les première et deuxième surfaces 111, 121 sont chauffées, on notera qu’il peut y avoir une zone à température ambiante 180 dans des régions suffisamment éloignées des premier et deuxième éléments aérodynamiques 110, 120, tandis qu’il peut y avoir une zone à température élevée 181 à proximité des surfaces 111, 121, comme montré; une flèche T indique une direction de température décroissante, depuis la zone chauffée 181 vers la zone ambiante 180. Dans un exemple, les première et deuxième surfaces 111, 121 ont été chauffées jusqu’à 700 °F (371,11 °C), la zone à température élevée 181 résultante était à 200 °F (93,33 °C) et la zone à température ambiante 180 était à 70 °F (21,11 °C). Lorsque l’air s’écoule à travers le capteur TAT 100, la zone à température élevée 181 peut être limitée à l’espace situé à l’extérieur de la gaine 133, tandis que la zone à température ambiante 180 peut s’étendre dans la gaine 133, l’entrée 134 et la sortie 135. Ainsi, le capteur de température 132 peut mesurer de manière précise la température de l’air ambiant, puisque la zone à température élevée 181 peut être limitée à la région située à proximité des première et deuxième surfaces 111, 121.

La pression locale de l’air peut varier dans et autour du capteur TAT 100, comme le montre la FIGURE 6. Les zones de faible pression 190 peuvent se former le long du premier élément aérodynamique 110, en aval du premier bord d’attaque 112, ainsi que le long du deuxième élément aérodynamique 120, en aval du deuxième bord d’attaque 122, comme montré. Une zone d’air à pression ambiante 191 est représentée à titre de référence. De plus, des zones à haute pression 192 peuvent se former sur le premier bord d’attaque 112 et le deuxième bord d’attaque 122, et les zones 192 peuvent également se former à l’entrée 134 de la gaine 133. Les flèches P indiquent les directions de pression décroissante, lors du passage des zones à haute pression 192 aux zones à basse pression 190.

L’air s’écoulant sur le capteur TAT 100 peut également contenir des gouttelettes d’eau qui se déplacent le long de chemins 195, comme illustré dans la FIGURE 7. On voit que l’air s’écoulant vers le capteur TAT 100 (représenté par une flèche 196) est dirigé suivant un virage brusque pour s’écouler à travers la chambre de capteur 130 (dans une direction indiquée par la flèche 197). Etant donné que les gouttelettes d’eau ont une plus grande inertie que l’air, un effet de l’agencement divulgué des éléments aérodynamiques 110, 120 et de la chambre de capteur 130 réside dans le fait que les gouttelettes d’eau peuvent suivre les chemins de gouttelettes 195 pour arriver sur les éléments aérodynamiques 110, 120 et être empêchées d’effectuer le virage d’entrée dans la chambre de capteur 130, tandis que l’air peut toujours s’écouler dans et à travers la chambre de capteur 130. Ainsi, pendant le fonctionnement, la chambre de capteur 130 peut être protégée du contact avec les gouttelettes d’eau et d’autres matières.

Un procédé permettant de réduire une erreur due à la température dans le capteur TAT 100 peut comprendre le maintien d’une couche limite d’air chauffé, telle que la zone à température élevée 181 (FIG. 5), le long de chacun des éléments aérodynamiques 110, 120 chauffés ou le long des deux éléments, de manière à ce que le flux d’air chauffé 171 dans la zone à température élevée 181 puisse passer dans un canal d’écoulement dans le capteur TAT 100 (par exemple l’embouchure 131 et la chambre de capteur 130), sans influencer le capteur de température 132. En plaçant le deuxième élément aérodynamique 120 en amont du capteur de température 132 et à distance du premier élément aérodynamique 110, la zone à haute pression 192 (FIG. 6) en amont du deuxième élément aérodynamique 120 peut maintenir la zone à température élevée 181 à l’extérieur de la gaine 133 (FIG. 6). Une protection thermique supplémentaire du capteur de température 132 peut être obtenue en dirigeant le flux d’air chauffé 171 le long de la partie concave 140 de la première surface 111 dont le profil a la même forme qu’une partie du capteur de température 132, comme décrit plus haut.

On notera que des aspects décrits ici pour le capteur TAT 100 peuvent permettre l’utilisation de surfaces chauffées des éléments aérodynamiques, ce qui réduit ou élimine le dépôt de glace sur les éléments aérodynamiques 110, 120 et peut empêcher la détérioration du capteur par la glace ou l’eau qui se détache. Fes flux d’air 170 traversant le capteur TAT 100 peuvent être gérés de manière à ce que les mesures de température par le capteur 132, dans la gaine 133, ne soient pas influencées par la chaleur générée par les première et deuxième surfaces 111, 121. D’autre part, il est possible d’empêcher les gouttelettes d’eau qui peuvent être présentes dans les flux d’air 170 de parvenir jusqu’au capteur de température 132 et d’améliorer ainsi la précision des mesures de température réalisées par le capteur 132, ce qui est important pour un fonctionnement efficace du moteur de turbine 10.

Il convient de noter que l’application de la conception divulguée n’est pas limitée aux moteurs à turbine dotés de sections de soufflante et de précompresseur mais peut être également utilisée pour les turboréacteurs et les turbomoteurs.

La présente divulgation écrite utilise des exemples pour exposer l'invention, y compris le mode de réalisation préféré, et pour permettre à tout homme du métier de mettre en œuvre l'invention, y compris de réaliser et d'utiliser tout type de dispositif ou de système et d'exécuter tout type de procédé incorporé. Le champ d'application brevetable de l'invention est défini par les revendications et peut englober d'autres exemples qui se présentent à l'homme du métier. Ces autres exemples entreront dans le champ d'application des revendications, s'ils comportent des éléments de structure qui ne sont pas différents du sens littéral des termes des revendications, ou s'ils comportent des éléments structurels équivalents avec des différences non substantielles par rapport au sens littéral des termes des revendications.

Nomenclature des pièces moteur axe avant arrière section de soufflage soufflante section de compresseur compresseur BP compresseur HP section de combustion chambre de combustion section de turbine turbine HP turbine LP section d’éjection carter de soufflante pales de soufflante noyau carter de noyau bobine HP bobine BP rotor étages de compresseur HP étages de compresseur HP aubes mobiles de compresseur BP aubes mobiles de compresseur HP aubes fixes de compresseur BP disque aubes fixes de compresseur HP stator étages de turbine HP étages de turbine BP aubes mobiles de turbine HP aubes mobiles de turbine BP disque aubes fixes de turbine HP aubes fixes de turbine BP air ambiant sous pression air de prélèvement flux d’air ensemble d’aubes directrices de sortie aube directrice d’élément aérodynamique côté éjection de soufflante

111 première surface

112 premier bord d’attaque

113 premier bord de fuite

114 première longueur de corde

115 premier point de mi-corde

120 deuxième élément aérodynamique

121 deuxième surface

122 deuxième bord d’attaque

123 deuxième bord de fuite

130 chambre de capteur

131 embouchure

132 capteur de température

133 gaine

134 entrée

135 sortie

140 partie concave

141 partie convexe

150 axe d’entrée

151 axe de sortie

160 ligne de courant centrale d’écoulement d’embouchure

170 lignes de courant de flux d’air

171 flux d’air chauffé

172

180

181

190

191

192 195 flux d’air ambiant zone à température ambiante zone à température chauffée zone à basse pression zone à pression ambiante zone à haute pression chemins de gouttelettes d’eau

Claims

REVENDICATIONS

1. Capteur de température totale de l’air (100), comprenant :

un premier élément aérodynamique (110) présentant une première surface (111) chauffée ;

un deuxième élément aérodynamique (120) présentant une deuxième surface (121) espacée de la première surface (111) et définissant une chambre de capteur (130) dotée d’une embouchure (131) entre les première et deuxième surfaces (111, 121) ;

un capteur de température (132) situé dans la chambre de capteur (130) ; et une gaine (133) entourant le capteur de température et présentant une entrée (134) et une sortie, la gaine (133) étant espacée de la première surface (111) pour définir un canal entre la première surface (111) et la gaine (133) ;

caractérisé en ce que l’entrée (134), la première surface (111) et la deuxième surface (121) sont configurées de manière telle qu’un flux d’air (171) chauffé le long de la première surface (111) soit dirigé dans le canal et un flux d’air ambiant (172) non chauffé soit dirigé à travers l’embouchure (131) et dans l’entrée (134), et en ce que la chambre de capteur (130) est située en aval de l’embouchure (131) par rapport au flux d’air ambiant (172).
2. Capteur de température totale de l’air (100) selon la revendication 1, caractérisé en ce que la deuxième surface (121) est chauffée.
3. Capteur de température totale de l’air (100) selon la revendication 1, caractérisé en ce que le premier élément aérodynamique (110) est un élément asymétrique.
4. Capteur de température totale de l’air (100) selon la revendication 1, caractérisé en ce que la première surface (111) présente une première partie (140) avec un profil complémentaire d’une partie de la gaine (133) située en vis-à-vis.
5. Capteur de température totale de l’air (100) selon la revendication 1, caractérisé en ce que le premier élément aérodynamique (110) présente une première longueur de corde (114) avec un premier point de mi-corde (115), et le deuxième élément aérodynamique (120) présente un deuxième bord d’attaque (122) qui est situé en aval du premier point de mi-corde (155)
6. Capteur de température totale de l’air (100) selon la revendication 5, caractérisé en ce que le premier élément aérodynamique (110) présente un premier bord de fuite (113), et le deuxième bord d’attaque (122) se situe en amont du premier bord de fuite (113).
7. Capteur de température totale de l’air (100) selon la revendication 6, caractérisé en ce que le premier bord de fuite (113) est espacé du deuxième bord d’attaque (122) de pas plus de 10 % de la première longueur de corde (114).
8. Capteur de température totale de l’air (100) selon la revendication 7, caractérisé en ce que l’entrée (134) se situe en aval du deuxième bord d’attaque (122).
9. Capteur de température totale de l’air (100) selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’embouchure (131) présente une ligne de courant centrale d’écoulement local (160) qui n’est pas alignée avec l’entrée (134).
10. Capteur de température totale de l’air (100) selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’embouchure (131) est placée de manière telle que le liquide dans le flux d’air ne puisse pas entrer dans l’embouchure (131).